本發(fā)明涉及飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法。
背景技術(shù)：
如圖1所示，自動駕駛儀主要用于保持飛機(jī)高度、姿態(tài)、自動改平，或者通過與任務(wù)、導(dǎo)航系統(tǒng)交聯(lián)實現(xiàn)自動導(dǎo)航、返場著陸或者引導(dǎo)功能，以減輕飛行員操作負(fù)擔(dān)。在自動駕駛儀工作過程中，可能出現(xiàn)設(shè)備硬件、信號的故障，也可能受到外部的強(qiáng)擾動，導(dǎo)致系統(tǒng)不能正常工作。系統(tǒng)需要對這些故障進(jìn)行監(jiān)控和識別，并及時斷開自動控制并提示飛行員，保證飛行安全。
目前，大部分硬件的故障可通過飛行中機(jī)內(nèi)自檢測來識別，外部輸入的交聯(lián)信號故障則可以通過判斷信號的有效字或者狀態(tài)位來識別。但是，當(dāng)外部信號數(shù)值出現(xiàn)異?；蛘叽髿鈹_動太大導(dǎo)致系統(tǒng)無法實現(xiàn)自動控制時，以上方法則不能滿足監(jiān)控需求，無法準(zhǔn)確檢測。
技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是提供了一種基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法，以解決現(xiàn)有自動駕駛儀故障檢測方法存在的至少一個問題。
本發(fā)明的技術(shù)方案是：
一種基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法，其特征在于，包括如下步驟：
步驟一、通過檢測模塊實時檢測飛機(jī)預(yù)定狀態(tài)下的當(dāng)前縱向參數(shù)和當(dāng)前橫向參數(shù)，并將檢測數(shù)據(jù)傳遞至任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)；
步驟二、通過數(shù)據(jù)對比模塊將所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的當(dāng)前縱向參數(shù)與所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的給定縱向參數(shù)進(jìn)行對比，得到縱向參數(shù)差值；
另外，還通過數(shù)據(jù)對比模塊將所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的當(dāng)前橫向參數(shù)與所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的給定橫向參數(shù)進(jìn)行對比，得到橫向參數(shù)差值；
步驟三、判斷所述縱向參數(shù)差值以及所述橫向參數(shù)差值是否同時在預(yù)定值范圍內(nèi)；如果是，則說明所述自動駕駛儀故障。
可選的，所述飛機(jī)預(yù)定狀態(tài)包括保持模態(tài)和非保持類模態(tài)。
可選的，所述保持模態(tài)選自飛機(jī)姿態(tài)、飛行高度中的一種；
所述非保持類模態(tài)包括飛機(jī)的導(dǎo)航狀態(tài)。
可選的，所述當(dāng)前縱向參數(shù)以及所述給定縱向參數(shù)中的縱向參數(shù)包括飛機(jī)的法向過載參數(shù)。
可選的，在所述步驟二中，當(dāng)所述飛機(jī)預(yù)定狀態(tài)為保持模態(tài)時，所述法向過載參數(shù)的差值范圍是：
正向數(shù)值允許邊界為2個重力加速度的增量過載，負(fù)向數(shù)值允許邊界為所述給定法向過載參數(shù)的1.5倍。
可選的，在所述步驟二中，當(dāng)所述飛機(jī)預(yù)定狀態(tài)為非保持模態(tài)時，所述法向過載參數(shù)的差值范圍是：
正向數(shù)值允許邊界為2個重力加速度的增量過載，負(fù)向數(shù)值允許邊界為所述給定法向過載參數(shù)的1.5倍。正向數(shù)值允許邊界和負(fù)向數(shù)值允許邊界為所述給定法向過載參數(shù)的1.5倍。
可選的，所述當(dāng)前橫向參數(shù)以及所述給定橫向參數(shù)中的橫向參數(shù)均包括飛機(jī)的橫滾角參數(shù)以及橫滾角速率參數(shù)。
可選的，在所述步驟二中，當(dāng)所述飛機(jī)預(yù)定狀態(tài)為保持模態(tài)時，所述橫滾角參數(shù)差值范圍是15度。
可選的，在所述步驟二中，當(dāng)所述飛機(jī)預(yù)定狀態(tài)為非保持模態(tài)時，所述橫滾角參數(shù)以及橫滾角速率參數(shù)的差值范圍是：
所述橫滾角參數(shù)正向數(shù)值允許邊界和負(fù)向數(shù)值允許邊界數(shù)值為所述給定法向過載參數(shù)的邊界；
所述橫滾角速率參數(shù)邊界值選取的條件是使所述當(dāng)前橫滾角參數(shù)在1s內(nèi)達(dá)到所述給定橫滾角參數(shù)邊界的1.5倍。
可選的，在所述步驟二中，還包括：
通過低通濾波器對所述當(dāng)前法向過載信號進(jìn)行處理。
發(fā)明效果：
本發(fā)明的基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法，通過判斷所述縱向參數(shù)差值以及所述橫向參數(shù)差值是否同時在預(yù)定值范圍內(nèi)，從而準(zhǔn)確判斷所述自動駕駛儀是否故障，確保安全；本發(fā)明從控制效果方面監(jiān)控系統(tǒng)是否正常工作，能夠?qū)Ψ窃O(shè)備類故障引起的系統(tǒng)響應(yīng)不正常情況進(jìn)行監(jiān)控，進(jìn)一步提高了系統(tǒng)的安全性。
附圖說明
圖1是現(xiàn)有飛機(jī)通過自動駕駛儀控制的控制原理圖。
具體實施方式
為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。
下面結(jié)合附圖1對本發(fā)明一種基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
本發(fā)明提供了基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法，其特征在于，包括如下步驟：
步驟一、通過檢測模塊實時檢測飛機(jī)預(yù)定狀態(tài)下的當(dāng)前縱向參數(shù)和當(dāng)前橫向參數(shù)，并將檢測數(shù)據(jù)傳遞至任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)；
步驟二、通過數(shù)據(jù)對比模塊將所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的當(dāng)前縱向參數(shù)與所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的給定縱向參數(shù)進(jìn)行對比，得到縱向參數(shù)差值；其中，數(shù)據(jù)對比模塊是單獨的單片機(jī)、微信計算機(jī)等處理裝置，也可以采用原有的例如任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)中的處理裝置。
另外，還通過數(shù)據(jù)對比模塊將所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的當(dāng)前橫向參數(shù)與所述任務(wù)導(dǎo)航系統(tǒng)接收的給定橫向參數(shù)進(jìn)行對比，得到橫向參數(shù)差值；
步驟三、判斷所述縱向參數(shù)差值以及所述橫向參數(shù)差值是否同時在預(yù)定值范圍內(nèi)；如果是，則說明所述自動駕駛儀故障。
本發(fā)明的基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法，通過判斷所述縱向參數(shù)差值以及所述橫向參數(shù)差值是否同時在預(yù)定值范圍內(nèi)，從而準(zhǔn)確判斷所述自動駕駛儀是否故障，確保安全；本發(fā)明從控制效果方面監(jiān)控系統(tǒng)是否正常工作，能夠?qū)Ψ窃O(shè)備類故障引起的系統(tǒng)響應(yīng)不正常情況進(jìn)行監(jiān)控，進(jìn)一步提高了系統(tǒng)的安全性。
具體地，以一種飛機(jī)為例，參照圖1所示的自動駕駛儀控制原理圖。自動駕駛儀縱向指令信號為法向過載，橫航向指令信號為橫滾角，首先確定這2個重要信號為監(jiān)控參數(shù)。當(dāng)自動駕駛儀正常工作時，飛機(jī)的當(dāng)前法向過載和橫滾角應(yīng)快速跟蹤給定的法向過載和橫滾角，以保證完成各種自動飛行。當(dāng)傳感器出現(xiàn)故障，不能準(zhǔn)確敏感對應(yīng)的飛行參數(shù)，或者受到強(qiáng)大氣擾動超出系統(tǒng)控制能力時，均能通過監(jiān)控法向過載和橫滾角識別故障，確保安全。
進(jìn)一步，自動駕駛儀縱向控制信號為法向過載，監(jiān)控策略是判斷法向過載是否超出了數(shù)值允許邊界，本發(fā)明的縱向參數(shù)監(jiān)控方案如下：
一)、數(shù)值允許邊界的確定：
對于姿態(tài)、高度類保持模態(tài)，正向數(shù)值允許邊界為2個重力加速度的增量過載；負(fù)向邊界為給定法向過載的1.5倍。
對于非保持類模態(tài)(例如飛機(jī)導(dǎo)航狀態(tài))，正向和負(fù)向數(shù)值允許邊界為給定法向過載邊界的1.5倍。
其中，不同的控制模態(tài)，給定法向過載邊界值不同，因此監(jiān)控的數(shù)值允許邊界也不同。
二)、通過低通濾波器
進(jìn)一步，自動駕駛儀橫向控制信號為橫滾角，監(jiān)控策略是判斷橫滾角、橫滾角速率是否超出數(shù)值允許邊界、給定橫滾角和現(xiàn)實橫滾角的差值是否超出允許邊界；本發(fā)明的橫向參數(shù)監(jiān)控方案如下：
一)、對于姿態(tài)保持類模態(tài)，給定橫滾角和現(xiàn)實橫滾角的差值超過15度。
二)、對于非姿態(tài)保持類模態(tài)，監(jiān)控包括以下幾類：
2.1)、橫滾角現(xiàn)時值超出了數(shù)值允許邊界：
一般情況下，正向和負(fù)向數(shù)值允許邊界為給定橫滾角邊界的1.5倍。自動著陸時當(dāng)對準(zhǔn)跑道后，數(shù)值允許邊界為15度。
2.2)、橫滾角現(xiàn)時值和橫滾角速率同時超出了數(shù)值允許邊界：
橫滾角正向和負(fù)向數(shù)值允許邊界為給定法向過載邊界；
橫滾角速率邊界值應(yīng)可以使當(dāng)前橫滾角在1s內(nèi)達(dá)到橫滾角邊界的1.5倍。因此橫滾角速率邊界值為與橫滾角邊界同向，并且大約在10度/秒和15度/秒之間。
本發(fā)明基于參數(shù)監(jiān)控的自動駕駛儀故障檢測方法，是通過對比系統(tǒng)控制的預(yù)期參數(shù)(給定參數(shù))和飛機(jī)當(dāng)前的現(xiàn)時參數(shù)、判斷現(xiàn)時參數(shù)的是否超出系統(tǒng)控制范圍等方式，來判斷系統(tǒng)是否正常工作并有效控制的；當(dāng)傳感器出現(xiàn)故障，不能準(zhǔn)確敏感對應(yīng)的飛行參數(shù)，或者受到強(qiáng)大氣擾動超出系統(tǒng)控制能力時，均能通過監(jiān)控法向過載和橫滾角識別故障，確保安全。
以上所述，僅為本發(fā)明的具體實施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。